某螺旋槳長航時無人機(jī)氣動力改進(jìn)設(shè)計與分析

劉城斌，李杰，李鑫，周麗瓊

(西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院，陜西西安 710072)

引言

螺旋槳無人機(jī)由于具有推重比大、油耗低、噪聲小和穩(wěn)定性好等突出優(yōu)點(diǎn)而被廣泛用于執(zhí)行中高空情報偵察和長時間的監(jiān)視任務(wù)，如美國的捕食者無人機(jī)和以色列的蒼鷺-B無人機(jī)等［1］。這類無人機(jī)為了長時間巡航需要保持較低的燃料消耗率，因此巡航設(shè)計點(diǎn)的速度一般較低，雷諾數(shù)基本處于百萬數(shù)量級。由于巡航時飛行速度低、空氣密度小，使其對機(jī)翼的氣動性能有較高要求。在低雷諾數(shù)條件下實(shí)現(xiàn)高升力、高續(xù)航因子的機(jī)翼氣動力設(shè)計是螺旋槳長航時無人機(jī)開發(fā)研制的關(guān)鍵技術(shù)。

本文針對螺旋槳長航時無人機(jī)的設(shè)計使用要求，進(jìn)行了機(jī)翼氣動力改進(jìn)設(shè)計和研究。

1 無人機(jī)兩段機(jī)翼設(shè)計思想

1.1 續(xù)航性能評價準(zhǔn)則

螺旋槳無人機(jī)的續(xù)航時間可以用布雷蓋公式(Breguet Equation)［2］來計算:

式中，T為續(xù)航時間;η為螺旋槳效率;c為單位耗油率;σ為巡航高度大氣密度和海平面大氣密度之比;S為機(jī)翼面積;Wi和Wf分別為待機(jī)巡邏開始和結(jié)束時的飛機(jī)重量。該式假定 η，c，CL，CD，σ 和 S為常數(shù)，可以看出，螺旋槳無人機(jī)的待機(jī)續(xù)航時間與續(xù)航因子/CD相關(guān)，而不是升阻比CL/CD。螺旋槳無人機(jī)若在最大續(xù)航因子(/CD)max所對應(yīng)的速度和升力系數(shù)下飛行，將能達(dá)到最大續(xù)航時間［3］。

為了增大螺旋槳無人機(jī)在待機(jī)狀態(tài)的最大續(xù)航時間和有效載荷，在對無人機(jī)機(jī)翼進(jìn)行氣動力改進(jìn)設(shè)計時，主要目標(biāo)便是有效提高無人機(jī)巡航升力系數(shù)和續(xù)航因子。

1.2 兩段機(jī)翼設(shè)計原理

提高機(jī)翼的氣動性能需要從二維翼型著手進(jìn)行改進(jìn)。現(xiàn)役長航時無人機(jī)大多使用的是單段翼型，升力和升阻比的可提升空間很小，限制了其氣動性能的進(jìn)一步提高。相比單段翼型，兩段翼型固有的高升力特性以及翼型上所能夠保持的較長層流區(qū)，使其在高升力時可以維持較小的阻力，升阻比要明顯高于相同設(shè)計狀態(tài)下的單段翼型。當(dāng)兩段翼型配置到三維機(jī)翼上，會出現(xiàn)誘導(dǎo)阻力和較為明顯的寄生阻力，升力和阻力的同時增加使升阻比相比于單段機(jī)翼無人機(jī)無明顯提高，但由于續(xù)航因子/CD對升力的變化比升阻比對升力的變化更為敏感，無人機(jī)的續(xù)航因子將會隨升力的提高有一定幅度的增加。因此，將無人機(jī)單段機(jī)翼設(shè)計為兩段機(jī)翼后，其升力特性和巡航性能會有顯著提高［4-7］。

基于以上考慮，本文對某螺旋槳無人機(jī)的單段機(jī)翼進(jìn)行了改進(jìn)設(shè)計。在盡量保持原單段機(jī)翼幾何外形特征的前提下，通過二維翼型設(shè)計，將單段機(jī)翼改進(jìn)為兩段機(jī)翼，并對翼身組合體進(jìn)行流場數(shù)值模擬，通過與原無人機(jī)氣動性能比較評估，驗證了多段機(jī)翼應(yīng)用于長航時無人機(jī)的工程價值。

2 氣動分析方法

由于本文主要對低速翼型和低速無人機(jī)的升力特性和阻力特性進(jìn)行求解計算，粘性效應(yīng)較為明顯，因此采用求解三維積分形式的非定常雷諾平均N-S方程組對翼型及翼身組合體氣動力特性進(jìn)行分析評估。

為了驗證使用的數(shù)值計算方法的適應(yīng)性，分別對GA(W)-1兩段翼型和HiLiftPW-1高升力翼身組合在給定狀態(tài)下進(jìn)行流場求解并將結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行比較。

算例1:對厚度及流動雷諾數(shù)比較接近的GA(W)-1兩段翼型進(jìn)行流場求解［8］，其計算網(wǎng)格如圖1所示。圖2給出了帶有35°偏角的30%后緣襟翼的GA(W)-1翼型在 Ma=0.13，Re=1.5×106，α =10°時計算值與實(shí)驗值的比較。結(jié)果表明計算壓強(qiáng)分布與實(shí)驗值吻合良好，表明本文的方法能較準(zhǔn)確地模擬二維粘性流動。

圖1 GA(W)-1翼型計算網(wǎng)格

圖2 GA(W)-1翼型計算值與實(shí)驗值對比

算例2:為了驗證本文中對三維低速流場計算方法的適應(yīng)性，使用第一屆AIAA高升力研究的翼身組合體(HiLiftPW-1)進(jìn)行驗證，其物面網(wǎng)格如圖3所示。

圖4和圖5分別給出了在Ma=0.2，Re=4.3×106條件下升力系數(shù)和阻力系數(shù)的計算值與實(shí)驗值的比較。計算結(jié)果與實(shí)驗結(jié)果吻合良好，表明流場求解方法可以作為低速三維粘性流場的求解工具。

圖3 HiLiftPW-1物面網(wǎng)格

圖5 HiLiftPW-1阻力系數(shù)計算值與實(shí)驗值比較

3 兩段翼型設(shè)計方法及氣動特性分析

3.1 兩段翼型設(shè)計方法

本文的翼型設(shè)計是在前期單段翼型設(shè)計研究的基礎(chǔ)上，在保持原始翼型基本幾何特征的前提下，通過幾何方法切割出主翼和襟翼，再調(diào)整主翼和襟翼縫道搭配得到性能較好的兩段翼型。該方法最大的優(yōu)點(diǎn)是能通過簡單的幾何手段，最大程度地體現(xiàn)原始翼型的幾何特征，快速高效地生成氣動性能良好的兩段翼型，并保證生成的兩段翼型在縫道處具有較高品質(zhì)的流動。兩段翼型設(shè)計過程如圖6所示，更加詳細(xì)的步驟可參見文獻(xiàn)［9］。

圖6 兩段翼型設(shè)計過程

3.2 兩段翼型氣動特性

圖7和圖8分別給出了設(shè)計狀態(tài)Ma=0.15，Re=1.5×106下兩段翼型與原單段翼型升力系數(shù)及升阻特性的對比。從計算結(jié)果可以看出:本文所設(shè)計的兩段翼型的最大升力系數(shù)為2.72，最大升阻比為158.71，與原單段翼型相比最大升力系數(shù)增大了74.35%，最大升阻比增大了28.64%，最大升阻比對應(yīng)的升力系數(shù)從1.1提高到2.0。計算結(jié)果表明:本文所設(shè)計的兩段翼型與原單段翼型相比，在提高升力的同時有效增大了翼型的升阻比，設(shè)計點(diǎn)升力系數(shù)提高明顯。設(shè)計結(jié)果表明，兩段翼型的氣動性能明顯優(yōu)于單段翼型，符合本文的設(shè)計思路。下一步將把翼型以適當(dāng)?shù)姆绞浇M合成三維機(jī)翼并進(jìn)行翼身組合體氣動特性分析評估。

圖8 翼型升阻比曲線對比

4 兩段機(jī)翼無人機(jī)氣動特性分析

為了進(jìn)一步研究所設(shè)計得到的兩段翼型機(jī)翼的氣動特性，在原螺旋槳無人機(jī)上將單段機(jī)翼改裝為兩段機(jī)翼，無人機(jī)翼身組合體外形如圖9所示，物面網(wǎng)格如圖10所示。

圖11和圖12分別給出了設(shè)計狀態(tài)Ma=0.2，Re=2.9×106下兩段機(jī)翼無人機(jī)與原無人機(jī)的升力系數(shù)及續(xù)航因子的對比。從計算結(jié)果可以看出:最大升力系數(shù)由單段機(jī)翼無人機(jī)的1.48提高到2.38，增幅達(dá)到60.8%;最大續(xù)航因子從19提高到21;最佳巡航點(diǎn)對應(yīng)的升力系數(shù)從1.1提高到1.8;兩段機(jī)翼無人機(jī)的可用升力系數(shù)從1.1持續(xù)到2.1，在該升力系數(shù)范圍內(nèi)無人機(jī)皆可達(dá)到大于20的續(xù)航因子。

圖11 無人機(jī)升力系數(shù)曲線對比

圖12 無人機(jī)續(xù)航因子對比

從以上的對比分析可以看出，將傳統(tǒng)的單段機(jī)翼改進(jìn)設(shè)計為兩段機(jī)翼，可以帶來更大的可用升力增量，顯著提高了無人機(jī)的升力特性。但是，升力的提高也將不可避免地帶來誘導(dǎo)阻力的增加，同時兩段機(jī)翼的寄生阻力也將更為明顯。阻力的增加抵消了升力增加對升阻比CL/CD的貢獻(xiàn)，因此兩段機(jī)翼的升阻比并沒有比單段機(jī)翼表現(xiàn)出明顯的優(yōu)勢(見圖13);但在設(shè)計點(diǎn)CL=1.8附近，升力增加對續(xù)航因子C1.5

L/CD的增益比阻力增加對其的減損要大，因此，影響無人機(jī)航時的續(xù)航因子提高比較明顯(見圖12)。

圖13 無人機(jī)升阻比曲線對比

升力系數(shù)和續(xù)航因子的提高，可以減少無人機(jī)燃油消耗、增加留空時間。由于布雷蓋公式中各參數(shù)為非國際單位，故假定無人機(jī)在巡航狀態(tài)的各項參數(shù)為:η =0.8，c=0.67 lbs/(hp·hr)，σ =0.48，S=123.26 ft2，Wi=2 248 lbs，Wf=1 598 lbs，使用布雷蓋公式可以求得原單段無人機(jī)續(xù)航時間為25.95 h;相同巡航條件下，改進(jìn)后的兩段機(jī)翼無人機(jī)的續(xù)航時間則為28.69 h，和單段無人機(jī)相比增加2.74 h。另外，設(shè)計點(diǎn)升力系數(shù)的提高還可以增大有效載荷、提升飛行高度、降低離地(落地)速度和縮短起飛(著陸)滑跑距離。

5 結(jié)束語

針對螺旋槳長航時無人機(jī)的使用設(shè)計要求，從現(xiàn)有單段翼型出發(fā)進(jìn)行了高升力兩段翼型設(shè)計，結(jié)合某型螺旋槳無人機(jī)，對采用兩段翼型機(jī)翼的翼身組合體數(shù)模進(jìn)行了氣動力特性數(shù)值分析。計算結(jié)果表明，將兩段機(jī)翼應(yīng)用于螺旋槳無人機(jī)可以產(chǎn)生比單段機(jī)翼更大的可用升力和更高的續(xù)航因子，對無人機(jī)的續(xù)航時間、巡航高度、有效載荷以及起飛和著陸性能等都有較為明顯的改善，證明了本文設(shè)計思想和設(shè)計方法的可行性。

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